WO2017155348A1 - 수직 이착륙 비행체 - Google Patents

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WO2017155348A1
WO2017155348A1 PCT/KR2017/002608 KR2017002608W WO2017155348A1 WO 2017155348 A1 WO2017155348 A1 WO 2017155348A1 KR 2017002608 W KR2017002608 W KR 2017002608W WO 2017155348 A1 WO2017155348 A1 WO 2017155348A1
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WO
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rotor
variable thrust
disposed
main blade
vehicle
Prior art date
Application number
PCT/KR2017/002608
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English (en)
French (fr)
Inventor
정진덕
Original Assignee
한국항공우주연구원
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C27/02—Gyroplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight

Definitions

  • a vehicle capable of vertical takeoff and landing and high speed flight is disclosed. More specifically, in order to increase the speed of flight, a vehicle capable of introducing the rotor into the fuselage (main wing) of the aircraft during the flight, adjusting the angle of the variable thrust portion mounted to the rear of the vehicle, and enabling vertical takeoff and landing is disclosed. .
  • Air vehicles are typically aircraft, drones, helicopters, appliances, and glider. Among these, drones are used for various purposes.
  • Drones can be remotely controlled by radio waves without humans riding. These drones have been developed at high speeds as vehicles that can carry out military missions in hazardous areas instead of humans and carry weapons or fuel without humans.
  • drones capable of vertical take-off and landing generate a lift force to take off the drone mainly using multiple rotors, and also change the direction of the rotor to achieve forward flight.
  • only forward flight with the rotor will generate shock waves at the blade's blade tip, which can drastically reduce flight performance.
  • An object according to one embodiment is to provide a vehicle capable of vertical takeoff and landing so that it can be used in a small space.
  • Another object according to one embodiment is to increase the flight speed of a vehicle capable of vertical takeoff and landing.
  • Another object according to one embodiment is to rotate the rotor blades higher than the main wing to prevent the imbalance of the aircraft by the non-uniform flow field during the vertical takeoff and landing process.
  • Another object according to one embodiment is to reduce the noise of a vehicle.
  • Another object according to one embodiment is to cover the rotor reservoir with a lid to reduce drag and control the flow field above the main wing to reduce the resistance It is to provide a vehicle that can operate at high speed with little power.
  • a vehicle that is taken off and landed in a vertical direction is disposed on the main wing, a power supply unit disposed to supply power to the main wing, a control unit disposed under the main wing to control a flight mode, and disposed on the main wing, from the power supply unit.
  • the rotor may receive power and rotate, and the variable thrust part may be rotated by receiving power from the power supply and disposed on one side of the main blade.
  • the control unit may control the rotor and the variable thrust unit, and the rotor may be disposed in parallel to the main blade by the control unit, and the variable thrust unit may be switched in parallel and vertical directions with respect to the main blade by the control unit.
  • variable thrust portion of the vehicle may include a connecting member connecting the main blade and the variable thrust portion, and a joint member to change the direction of the variable thrust portion by adjusting an angle between the main blade and the variable thrust portion. It may include.
  • the rotor of the vehicle may include a rotor height adjusting member for adjusting the height of the rotor from the main blade, the rotor height adjusting member may lift the rotor above the main blade.
  • the main wing of the vehicle may include a rotor reservoir for receiving the rotor, and a cover covering the top or bottom of the rotor reservoir.
  • the rotor height adjusting member of the vehicle may lower the rotor into the rotor reservoir.
  • control unit of the aircraft is a vertical take-off and landing mode in which the rotor is disposed above the main blade, the variable thrust portion is parallel to the main wing, the rotor is lowered or lifted into the main wing
  • the variable thrust part may have a transition mode that is variable in a direction perpendicular to or parallel to the main wing, and the rotor is accommodated in the main wing and the cruise mode in which the variable thrust part is disposed perpendicularly to the main wing.
  • the side portion of the main wing of the aircraft is formed in the airfoil, and has a control surface disposed at the rear end of the airfoil side of the main wing, the control surface can control the balance of the vehicle.
  • the vehicle according to an embodiment further includes a noise reduction unit for reducing the noise of the rotor or the variable thrust portion, the noise reduction unit microphone for measuring the noise of the rotor or the variable thrust portion, and the rotor or the variable A speaker for outputting a frequency corresponding to the noise of the thrust portion may be provided.
  • the main wing of the aircraft may have a fuselage for loading a load, the fuselage may be disposed below the main blade.
  • a vehicle is disposed in the main blade, the power supply unit for supplying power to the main blade, the control unit disposed in the main blade to control a flight mode, and disposed in the main blade, and transfers power from the power supply unit. It includes a rotor that rotates, the main blade, may include a rotor reservoir for receiving the rotor, and a cover for covering the rotor by covering the top or bottom of the rotor reservoir.
  • the rotor includes a rotor height adjusting member for adjusting the height of the rotor from the main blade, the rotor height adjusting member can raise and lower the rotor to the rotor blades or the rotor reservoir. have.
  • the control unit controls the cover to open the rotor reservoir when the vehicle is in take-off and landing mode, and the cover covers the rotor reservoir or the main wing when the vehicle is in cruise mode.
  • the front part of the cover can be opened to control the flow of the upper part of the main wing.
  • a vehicle capable of vertical takeoff and landing may be provided for use in a small space.
  • a vehicle capable of vertical take-off and landing with increased flight speed is provided.
  • the rotor blade is rotated higher than the main wing to prevent the imbalance of the aircraft due to non-uniform flow field during the vertical takeoff and landing process.
  • a vehicle is provided in which noise generated from the rotor and the variable thrust portion is reduced.
  • the rotor reservoir is covered with a cover to reduce drag, and control the flow field on the upper wing to reduce the resistance to provide a high-speed operation with less power.
  • 1A is a plan view of a vehicle taking off and landing according to an embodiment.
  • 1B is a plan view of a cruising vehicle, according to one embodiment.
  • FIG. 2 shows a rear view when the rotor of the vehicle is raised according to an embodiment.
  • 3A-3C show respective modes of a vehicle according to one embodiment.
  • FIG. 4 illustrates control of a propulsion engine and power according to one embodiment.
  • first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are only for distinguishing the components from other components, and the nature, order or order of the components are not limited by the terms. If a component is described as being “connected”, “coupled” or “connected” to another component, that component may be directly connected or connected to that other component, but between components It will be understood that may be “connected”, “coupled” or “connected”.
  • FIG. 1A and 1B are plan views of a vehicle 100 according to an embodiment, and FIG. 2 shows a rear view when the variable thrust unit 140 of the vehicle 100 according to an embodiment is raised and moved forward. .
  • FIG. 1A is a plan view in a state where the rotor 130 of the vehicle 100 is raised according to an embodiment
  • FIG. 1B is a rotor 130 of the vehicle 100 lowered and a cover ( 114 is a plan view in a covered state.
  • a vehicle 100 includes a power supply unit 120, a control unit, a rotor 130, a variable thrust unit 140, a fuselage 150, and a main wing 110. can do.
  • the power supply unit 120 may supply power to the components of the vehicle 100, and may be disposed below the main blade 110.
  • the power source of the power supply unit is described as a battery 122 and fuel, but is described as generating power using an engine or a motor, but is not necessarily limited thereto.
  • an engine or a motor may be used, and various other power sources may be used.
  • the battery 122 may be removable and charged.
  • the rotor 130 may be disposed on the main blade 110, and may be composed of a fan and a rotating shaft.
  • the fan of the rotor 130 may have a plurality of wings, it may be combined with the rotating shaft.
  • the rotation shaft of the rotor 130 may rotate by receiving power from the power supply unit 120. Therefore, the fan of the rotor 130 may be rotated, and may take off the vehicle 100 by generating lift.
  • two rotors are disposed on the main blade, but the present invention is not limited thereto.
  • the rotor 130 may include a rotor height adjusting member for adjusting the height of the rotor 130 from the main blade (110).
  • the rotor height adjusting member 132 may lift the rotor 130 above the main blade 110.
  • the variable thrust unit 140 may be disposed on one side of the main blade 110, it may be composed of a fan and a rotating shaft.
  • the fan of the variable thrust unit 140 may have a plurality of wings, it may be combined with the rotation shaft.
  • the rotating shaft of the variable thrust unit 140 may rotate by receiving power from the power supply unit 120. Accordingly, the fan of the variable output unit may rotate and generate thrust and lift to take off the vehicle 100 together with the rotor 130 or to advance the vehicle 100 taken off.
  • variable thrust unit 140 is a connecting member for connecting the main wing 110 and the variable thrust unit 140, and by adjusting the angle between the main wing 110 and the variable thrust unit 140 to the It may include a joint member 144 for changing the direction of the variable thrust unit 140.
  • variable thrust unit 140 may be positioned horizontally or vertically with respect to the main blade 110. That is, the axis of rotation of the variable thrust unit 140 may be positioned horizontally or vertically with respect to the main blade (110).
  • the rotor 130 or the variable thrust unit 140 may reduce the weight and exclude the duct for convenience of production and production, but the duct may be provided for installation of the noise reduction unit described below.
  • the duct may have a tubular shape surrounding the sides of the variable thrust part 140 and the rotor 130.
  • the control unit may be disposed on the main blade 110 to control the components of the vehicle 100. Specifically, the controller may control the flight mode of the vehicle 100, which is described below with reference to FIG. 3.
  • control unit of the vehicle controls the rotor 130 and the control unit
  • the rotor 130 may be disposed in parallel to the main wing 110 by the control unit
  • the variable thrust unit 140 may be converted in parallel and perpendicular to the main blade 110 by the control unit.
  • control unit and the power supply unit 120 may be disposed in the propulsion engine room 120 of the lower main wing.
  • the propulsion engine room 120 may have a space for storing fuel for driving the engine 270 therein, and a battery 122 for operating components separately from the fuel may be stored.
  • the fuselage 150 may be disposed below the main blade 110 and may store various luggage according to the purpose of the flight.
  • the fuselage and the propulsion engine room in accordance with one embodiment are shown in the form of a rectangular propulsion engine room, but is not necessarily limited thereto.
  • the fuselage may have an aerodynamic shape for reducing drag and may be formed in various shapes depending on the shape of the luggage to be loaded.
  • the main wing 110 may arrange and fix the components of the vehicle 100.
  • the main wing 110 may be formed of a streamlined surface for the flight efficiency and performance, and may be made of a light material.
  • the main blade 110 may include a rotor reservoir 112 and a cover 114.
  • the rotor reservoir 112 may have a larger diameter than the rotor 130 to accommodate the rotor 130, and the cover 114 may cover the upper or lower portion of the rotor reservoir 112. . Accordingly, the rotor height adjusting member 132 may lower the rotor 130 to the rotor reservoir 112.
  • a rotor support unit for transmitting power from the propulsion engine room 120 in which the power supply unit 120 is positioned to the lower portion of the main blade 110 and the lower portion of the rotor height adjusting member 132 ( 118 may be disposed.
  • the main wing according to one embodiment is shown and described as an airfoil, but is not necessarily limited thereto.
  • the main blade may be formed in the shape of an oval, box or the like.
  • the vehicle 100 may further include a noise reduction unit capable of reducing noise of the rotor 130 or the variable thrust unit 140, and the noise reduction unit may be configured of a microphone and a speaker.
  • the microphone may measure the noise and phase of the rotor 130 or the variable thrust unit 140, and the speaker may correspond to the noise of the rotor 130 or the variable thrust unit 140.
  • a frequency that is, a frequency with similar power and different phases of a signal can be output.
  • the noise reduction unit may reduce noise of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 rotating at a specific RPM using an active noise control technique.
  • the noise reduction unit to reduce the tonal noise generated by the rotor 130 or the variable thrust unit 140, that is, the phenomenon that the noise increases along the drainage frequency of a specific frequency.
  • the speaker and the microphone may be installed along the storage 112 or the wall surface of the duct.
  • the noise reduction part may be disposed on the main blade 110 and the connection member 142.
  • the vertical takeoff and landing vehicle may be switched to a takeoff and landing mode, a transition mode, and a cruise mode.
  • FIG. 3A illustrates a takeoff and landing mode of a vehicle according to one embodiment
  • FIG. 3B illustrates a transition mode of a vehicle according to an embodiment
  • FIG. 3C illustrates a cruise mode of the vehicle according to an embodiment. Illustrated.
  • FIG. 3A shows the takeoff and landing mode represented by the arrangement of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 when the vehicle 100 takes off and lands.
  • the rotor 130 may be disposed above the main blade 110, and the variable thrust part 140 may be disposed to be parallel to the main blade 110.
  • FIG. 3B shows the transition mode represented by the arrangement of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 when the vehicle 100 is transformed into the cruise mode.
  • the rotor 130 may be lowered or lifted into the main blade 110, and the variable thrust part 140 may be pivoted in a direction perpendicular to or parallel to the main blade 110. .
  • FIG. 3C shows the cruise mode represented by the arrangement of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 when the vehicle 100 is cruising.
  • the rotor 130 may be accommodated in the main blade 110, and the variable thrust part 140 may be disposed perpendicularly to the main blade 110.
  • the rotor 130 when the vehicle 100 takes off, the rotor 130 may be disposed in parallel with the main blade 110 on the main blade 110, and the variable thrust portion ( 140 may be disposed in parallel with the main wing 110 at the rear of the main wing (110). Accordingly, the rotor 130 and the variable thrust part 140 may be arranged to generate lift in the same direction.
  • variable thrust part 140 may be disposed in parallel with the rotor 130.
  • variable thrust portion is located behind the main blade and the rotation axis of the variable thrust portion is shown and described as being connected vertically, but is not necessarily limited thereto.
  • the rotating shaft and the connecting member may be horizontally connected to each other, and the variable thrust portion may be located below the main blade.
  • the rotor 130 and the variable thrust unit 140 are powered by the power supply unit 120, so that the rotating shaft and the fan of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 is rotated, The vehicle 100 is taken off due to the lift generated by the rotation of the rotor 130 and the variable thrust unit 140.
  • the power supply unit 120 may provide a maximum output to the rotor 130 and the variable thrust unit 140.
  • the controller may control the control surface 116 so that the aircraft 100 is level with the ground.
  • the control unit controls the level of power provided by the power supply unit 120 to the rotor 130 and the variable thrust unit 140 to cruise at a predetermined level of altitude. That is, the rotational speed of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 may be limited and reduced, and the control unit may adjust the rotor height adjusting member 132 of the rotor 130 to change to the cruise mode.
  • the joint member 144 of the variable thrust unit 140 may be controlled.
  • the rotor height adjusting member 132 and the joint member 144 that have received the transition mode signal to deform from the controller to the cruise mode may be deformed.
  • the rotor height adjusting member 132 may be deformed or reduced in length so that the rotor 130 is drawn into the rotor reservoir 112.
  • the joint member 144 may pivot the connection member 142 such that the variable thrust part 140 is perpendicular to the main blade 110. That is, the joint member 144 may be arranged such that the axis of rotation of the variable thrust part 140 is parallel to the main blade 110.
  • the joint member 144 may be disposed between the connecting members 142, and the angle between the connecting members 142 may be gradually decreased to about 2 degrees per second.
  • the rotation speed of the rotor 130 and the variable thrust unit 140 may be reduced by the control unit.
  • the rotor reservoir 112 area may be covered with a lid 114 in the cruise mort, and if control of the flow separation during operation is required, the rotor 130 inside may be rotated to suction a portion of the flow and thus the entire main wing.
  • the phenomenon in which peeling arises in 110 can be prevented.
  • the air introduced into the rotor reservoir 112 may act as a blowing while leaving the hole formed by the rotor reservoir 112 to serve as a flow field control.
  • the vehicle 100 may be in a cruise mode. Specifically, referring to FIG. 3C, the rotor height adjusting member 132 may be lowered to allow the rotor 130 to be inserted into the rotor reservoir 112, and the joint member 144 may have the variable thrust portion. 140 may be disposed in a direction perpendicular to the main blade 110. That is, the joint member 144 may be located in the axis of rotation of the variable thrust portion 140 parallel to the main blade (110).
  • the cover 114 may cover the rotor 130.
  • the lower lid 114 may cover the lower portion of the rotor reservoir 112
  • the upper lid 114 may cover the upper portion of the rotor reservoir 112, the upper lid 114 and the lower portion.
  • the cover 114 may allow air to pass therethrough, thereby controlling the flow of air generated in the airfoil of the main blade 110 by the rotation of the rotor 130 introduced into the rotor reservoir 112.
  • variable thrust part 140 is disposed perpendicularly to the main blade 110, and the rotor 130 is disposed inside the airfoil of the main blade 110, and the cover May be disposed on an upper portion of the rotor 130.
  • the center of gravity of the vehicle 100 may be advanced in a form in which the front of the main blade 110 is raised at the rear of the center of the main blade 110, that is, at the position of the controller of FIG. 1A. have.
  • the form in which the front of the main wing 110 is raised, the airfoil of the main wing 110 and the rotation of the variable thruster correspond to the gravity applied to the air vehicle 100, thereby cruising the air vehicle 100.
  • the rotor 130 may adjust the center and direction of the vehicle through the rotation in the rotor reservoir 112.
  • the rotor 130 is reduced in the rotational speed by the controller. Due to the thrust of the rotor 130 and the center of gravity of the vehicle 100, the front of the main wing 110 is raised, and also the variable thrust portion 140 which is located perpendicular to the main wing 110 is also raised. It may be arranged in the direction. By the thrust of the variable thrust unit 140, the vehicle 100 proceeds in the ascending direction, by the force (lift) to offset the gravity of the vehicle 100 can be cruised at a constant altitude.
  • the rotor 130 may be stopped for power efficiency.
  • variable thrust unit 140 may be lowered and the rotor 130 may be raised so as to be opposite to the arrow shown in FIG. 3B.
  • the vehicle 100 may be transformed into the take-off and landing mode again, and in the take-off and landing mode, the control unit controls the rotation of the rotor 130 and the variable thrust unit 140.
  • the vehicle 100 may land at the destination.
  • the cover 114 may be selectively opened or closed.
  • the cover 114 may be opened, and when the vehicle 100 is deformed to the transition mode, the cover 114 is controlled by the control unit. 112 or after the vehicle 100 has been deformed in cruising mode (ie, after the rotor 130 has been housed in the rotor reservoir 112), the lid 114 opens the rotor reservoir 112. Can be covered
  • the cover 114 may be a sliding method, a shutter method or a lid method.
  • the cover 114 is moved above the main wing to move along a rail provided on the main wing 110, or the main wing 110 along a rail provided inside the main wing 110.
  • the lower cover is moved down the main wing to move along the rail provided on the lower side of the main wing 110, or along the rail provided inside the main wing (110)
  • the main blade 110 may be moved inwardly.
  • the shutter method may be a method in which the cover 114 is divided into a plurality of plate members and moved along an inner side of the main blade or an upper side or a lower side of the main blade 110 to open the rotor reservoir 112.
  • the lid method partially opens the cover 114 to open a portion when the flow peeling occurs at the upper part of the main blade 110 to control the air flow on the surface of the main blade to reduce the resistance.
  • FIG. 4 illustrates control of a propulsion engine and power according to one embodiment.
  • the propulsion engine is specifically an engine 270, a first motor 262, a second motor 268, a control surface actuator 264, a cover actuator 266, a tilting actuator 269, and an inverter. 290, a transmission 280, and a reduction gearbox 263.
  • the engine 270 may produce power supplied to another propulsion engine, and the inverter 290 may also appropriately power the battery 122 charged by the power supply device 300 similarly to the engine 270. Can be converted and distributed to propulsion agencies.
  • the power may be transmitted to the first motor 262 or the second motor 268 via the transmission 280.
  • the reduction gearbox 263 may convert power (for example, rotational force of the engine 270) supplied to the transmission 280 to the first motor 262 by changing the direction. .
  • power can operate the cover actuator 266 to move the cover 114 to close the rotor reservoir 112, can operate the control surface 116, the variable thrust portion 140
  • the tilting actuator 269 can be operated to change the angle of.
  • the vehicle according to an embodiment may vertically take off and land in a small space, increase resistance by increasing resistance, reduce noise, and operate at high speed with low power.

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Abstract

일 실시예에 따른 수직 방향으로 이착륙되는 비행체는 주익, 상기 주익에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부, 상기 주익에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부, 상기 주익에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하는 로터, 및 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하고, 상기 주익의 일 측에서 배치되는 가변 추력부를 포함할 수 있다. 또한, 상기 제어부는 상기 로터와 상기 가변 추력부를 제어하며 상기 로터는 상기 제어부에 의해 상기 주익에 대하여 평행하게 배치되고, 상기 가변 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 주익에 대하여 평행 및 수직 방향으로 전환될 수 있다. 전진 비행시에는 상기 로터 저장고로 로터를 승강시켜고 덮개로 덮어서 공기저항을 감소시켜서 고속 순항이 가능한 비행체이고, 주익 상부에 유동장 박리가 생키면 덮개의 부분적인 개방으로 박리를 절감해서 결과적으로 적은 동력으로 전진 비행이 가능한 비행체이다.

Description

수직 이착륙 비행체
수직 이착륙 및 고속 비행이 가능한 비행체가 개시된다. 보다 상세하게는 비행 속도를 증진시키기 위하여, 비행 중 로터를 비행체의 동체(주익) 내부로 인입시킬 수 있고 비행체의 후방에 장착된 가변 추력부의 각도를 조정할 수 있으며, 수직 이착륙이 가능한 비행체가 개시된다.
비행체는 대표적으로 항공기, 무인 항공기, 헬기, 기구 및 글라이더 등의 종류가 있다. 이 중에서도 무인기는 다양한 목적을 위하여 이용된다.
무인기는 사람이 타지 않고 무선 전파를 이용해 원격 조종할 수 있다. 이러한 무인기는 사람 대신 위험 지역에서 군사 임무를 수행하고, 사람 없이 무기나 연료를 실을 수 있는 운송수단으로써 빠른 속도로 개발되어 왔다.
하지만, 최근에는 생산 기술 발달에 따라 제작비가 낮아지고 다양한 활용도로 인해, 글로벌 기업, IT업체, 공과 대학 등 많은 단체에서 다양한 목적으로 개발되고 있다.
특히, 상업용으로 개발되고 있는 수직 이착륙이 가능한 무인기는 탁월한 기동성과 다양한 활용성에서 강점을 보인다.
일반적으로 수직 이착륙이 가능한 무인기들은 주로 다수의 로터를 이용하여 무인기를 이륙시키는 양력을 생성하고, 또한 로터의 방향을 변경시켜서 전진 비행을 구현한다. 하지만 오로지 로터로만 전진 비행을 할 경우에는 로터의 블래이드 팁에서 충격파가 발생하여서, 비행 성능이 급격하게 떨어질 수 있다.
이러한 비행체는 2015년 10월 26일에 출원된 대한민국 특허 공고번호 제 2015-0148440호 "드론 보트"에 개시되어 있다.
일 실시예에 따른 목적은 작은 공간에서도 이용할 수 있도록 수직 이착륙이 가능한 비행체를 제공하는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 수직 이착륙이 가능한 비행체의 비행 속도를 증대 시키는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 수직 이착륙 과정에서 비균일한 유동장에 의한 비행체의 불균형을 방지하기 위해 로터 블레이드를 주익보다 높이 상승시켜 회전시키는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 비행체의 소음을 저감시키는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 로터 저장고를 덮개로 덮어 항력을 감소시키고, 주익 상부의 유동장을 제어하여 저항을 절감해서 적은 동력으로도 고속 운행을 할 수 있는 비행체를 제공하는 것이다.
일 실시예에 따른 수직 방향으로 이착륙되는 비행체는 주익, 상기 주익 하부에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부, 상기 주익 하부에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부, 상기 주익에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하는 로터, 및 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하고, 상기 주익의 일 측에서 배치되는 가변 추력부를 포함할 수 있다. 또한, 상기 제어부는 상기 로터와 상기 가변 추력부를 제어하며 상기 로터는 상기 제어부에 의해 상기 주익에 대하여 평행하게 배치되고, 상기 가변 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 주익에 대하여 평행 및 수직 방향으로 전환될 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 가변 추력부는 상기 주익 및 상기 가변 추력부를 연결하는 연결 부재, 및 상기 주익 및 상기 가변 추력부 사이의 각도를 조절하여 상기 가변 추력부의 방향을 전환시키는 관절 부재를 포함할 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 로터는 상기 주익으로부터 상기 로터의 높이를 조절하는 로터 높이 조절 부재를 포함할 수 있고, 상기 로터 높이 조절 부재는 상기 로터를 상기 주익 위로 승강시킬 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 주익은 상기 로터를 수용하는 로터 저장고, 및 상기 로터 저장고의 상단 또는 하단을 덮는 덮개를 구비할 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 로터 높이 조절 부재는 상기 로터를 상기 로터 저장고로 하강시킬 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 제어부는 상기 로터가 상기 주익의 상부에 배치되고, 상기 가변 추력부가 상기 주익에 대하여 평행이 되도록 배치되는 수직 이착륙 모드, 상기 로터가 상기 주익 내로 하강 또는 승강되고, 상기 가변 추력부는 상기 주익에 대하여 수직한 방향 또는 평행한 방향으로 가변되는 천이 모드, 상기 로터가 상기 주익 내로 수용되고, 상기 가변 추력부가 상기 주익에 대하여 수직하게 배치되는 순항 모드를 가질 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 주익의 측 부는 익형으로 형성되고, 상기 주익의 익형 측 부의 후방 단부에 배치되는 조종면을 구비하며, 상기 조종면은 상기 비행체의 균형을 제어할 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체는 상기 로터 또는 상기 가변 추력부의 소음을 저감하는 소음 저감부를 더 포함하고, 상기 소음 저감부는 상기 로터 또는 상기 가변 추력부의 소음을 측정하는 마이크로폰, 및 상기 로터 또는 상기 가변 추력부의 소음에 대응하는 주파수를 출력하는 스피커를 구비할 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 주익은 짐을 적재하는 동체를 구비하고, 상기 동체는 상기 주익의 하부에 배치될 수 있다.
또는, 다른 일 실시예에 따른 비행체는 주익, 상기 주익에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부, 상기 주익에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부, 및 상기 주익 내에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달받아 회전하는 로터를 포함하고, 상기 주익은, 상기 로터를 수용하는 로터 저장고, 및 상기 로터 저장고의 상단 또는 하단을 덮어서 상기 로터를 덮는 덮개를 구비할 수 있다.
또한, 다른 일 실시예에 따른 상기 로터는 상기 주익으로부터 상기 로터의 높이를 조절하는 로터 높이 조절 부재를 포함하고, 상기 로터 높이 조절 부재는 상기 로터를 상기 주익 위 또는 상기 로터 저장고로 승하강시킬 수 있다.
또한, 다른 일 실시예에 따른 상기 제어부는 상기 비행체가 이착륙 모드일 때, 상기 덮개가 상기 로터 저장고를 개방시키도록 제어하고, 상기 비행체가 순항모드일 때, 상기 덮개가 상기 로터 저장고를 덮거나 주익의 박리가 심할 때는 상기 덮개 앞부분을 일부분 개방하여 주익 상부의 유동을 제어할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 작은 공간에서도 이용할 수 있도록 수직 이착륙이 가능한 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 비행속도가 증가되는 수직이착륙이 가능한 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 다른 비행체에 의하면, 수직 이착륙 과정에서 비균일한 유동장에 의한 비행체의 불균형을 방지하기 위해 로터 블레이드를 주익보다 높이 상승시켜 회전시킨다.
일 실시예에 따른 다른 비행체에 의하면, 로터 및 가변 추력부에서 발생하는 소음이 저감되는 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 다른 비행체에 의하면, 로터 저장고를 덮개로 덮어 항력을 감소시키고, 주익 상부의 유동장을 제어하여 저항을 절감해서 적은 동력으로도 고속 운행을 할 수 있는 비행체가 제공된다.
도 1a는 일 실시예에 따른 이착륙하는 비행체의 평면도이다.
도 1b는 일 실시예에 따라 순항하는 비행체의 평면도이다.
도 2는 일 실시예에 따른 비행체의 로터가 상승될 때의 후측 모습을 도시한다.
도 3a 내지 도 3c는 일 실시예에 따른 비행체의 각 모드들을 도시한다.
도 4는 일 실시예에 따른 추진 기관과 동력의 제어를 도시한다.
이하, 실시예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
또한, 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
도 1a 및 도 1b는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 평면도이고 도 2는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 가변추력부(140)가 상승되고 전진 비행할 때의 후측 모습을 도시한다.
구체적으로 도 1a는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 로터(130)가 상승된 상태에서의 평면도이고, 도 1b는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 로터(130)가 하강되고 덮개(114)가 덮인 상태에서의 평면도이다.
도 1a 내지 도 2를 참조하여, 일 실시예에 따른 비행체(100)는 동력 공급부(120), 제어부, 로터(130), 가변 추력부(140), 동체(150) 및 주익(110)을 포함할 수 있다.
상기 동력 공급부(120)는 상기 비행체(100)의 구성요소들로 동력을 공급할 수 있고, 상기 주익(110)의 하부에 배치될 수 있다.
일 실시예에 따른 동력 공급부의 동력원은 배터리(122) 및 연료로 기술되고, 엔진 또는 모터를 이용하여 동력을 발생시키는 것으로 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 엔진 또는 모터 중 하나를 이용할 수도 있고, 다른 다양한 동력원을 이용할 수 있다.
또한, 상기 배터리(122)는 탈착 및 충전이 가능할 수 있다.
상기 로터(130)는 상기 주익(110)에 배치될 수 있고, 팬 및 회전축으로 구성될 수 있다. 상기 로터(130)의 상기 팬은 복수 개의 날개를 가질 수 있고, 상기 회전축과 결합될 수 있다. 상기 로터(130)의 상기 회전축은 상기 동력 공급부(120)로부터 동력을 전달 받아 회전할 수 있다. 따라서, 상기 로터(130)의 상기 팬은 회전될 수 있고, 양력을 발생시켜서 상기 비행체(100)를 이륙 시킬 수 있다.
일 실시예에 따른 로터는 주익 상에 두 개가 배치되어 있지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.
또한, 상기 로터(130)는 상기 주익(110)으로부터 상기 로터(130)의 높이를 조절하는 로터 높이 조절 부재를 포함할 수 있다.
상기 로터 높이 조절 부재(132)는 상기 로터(130)를 상기 주익(110) 위로 승강시킬 수 있다.
상기 가변 추력부(140)는 상기 주익(110)의 일 측에 배치될 수 있고, 팬 및 회전축으로 구성될 수 있다. 상기 가변 추력부(140)의 팬은 복수 개의 날개를 가질 수 있고, 상기 회전축과 결합될 수 있다. 상기 가변 추력부(140)의 상기 회전축은 상기 동력 공급부(120)로부터 동력을 전달받아 회전할 수 있다. 따라서, 상기 가변 출력부의 상기 팬은 회전될 수 있고, 추력 및 양력을 발생시켜서 상기 로터(130)와 함께 상기 비행체(100)를 이륙시키거나, 이륙된 상기 비행체(100)를 전진시킬 수 있다.
또한, 상기 가변 추력부(140)는 상기 주익(110) 및 상기 가변 추력부(140)를 연결하는 연결 부재, 및 상기 주익(110) 및 상기 가변 추력부(140) 사이의 각도를 조절하여 상기 가변 추력부(140)의 방향을 전환시키는 관절 부재(144)를 포함할 수 있다.
이에 따라, 상기 가변 추력부(140)는 상기 주익(110)에 대하여 수평 또는 수직으로 위치될 수 있다. 즉, 상기 가변 추력부(140)의 회전 축은 상기 주익(110)에 대하여 수평 또는 수직으로 위치될 수 있다.
상기 로터(130) 또는 상기 가변 추력부(140)는 무게를 줄이고, 제작 및 생산의 편의를 위해 덕트를 제외시킬 수 있으나 아래서 기술되는 소음 저감부의 설치를 위하여 상기 덕트가 구비될 수 있다. 상기 덕트는 상기 가변 추력부(140) 및 상기 로터(130)의 측부를 감싸는 관 형상일 수 있다.
상기 제어부는 상기 주익(110)에 배치되어서, 상기 비행체(100)의 구성요소들을 제어할 수 있다. 구체적으로, 상기 제어부는 상기 비행체(100)의 비행 모드를 제어할 수 있고, 이는 도 3을 참조하여 아래에서 기술된다.
보다 상세하게, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 제어부는 상기 로터(130) 및 상기 제어부를 제어하며, 상기 로터(130)는 상기 제어부에 의해 상기 주익(110)에 대하여 평행하게 배치될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)는 상기 제어부에 의해 상기 주익(110)에 대하여 평행 및 수직하게 방향이 변환될 수 있다.
또한, 상기 제어부 및 상기 동력 공급부(120)는 주익 하부의 추진기관실(120) 내에 배치될 수 있다. 상기 추진기관실(120)는 내부에 엔진(270) 구동을 위한 연료를 저장하는 공간이 있을 수 있고, 상기 연료와 별도로 구성 요소들을 작동시킬 수 있는 배터리(122) 등이 저장될 수 있다.
상기 동체(150)는 상기 주익(110)의 하부에 배치될 수 있고, 비행의 목적에 따라 다양한 수화물을 보관할 수 있다
일 실시예에 따른 동체 및 추진기관실은 직사각형 추진기관실 형태로 도시되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 동체는 항력을 절감하기 위한 공기 역학적인 형상을 가질 수 있고, 적재될 수화물의 모양에 따라 다양한 형상으로 형성될 수도 있다.
상기 주익(110)은 상기 비행체(100)의 구성 요소들을 배치 및 고정시킬 수 있다. 상기 주익(110)은 비행 효율과 성능을 위하여 유선형 표면으로 형성될 수 있고, 가벼운 소재로 구성될 수 있다.
상기 주익(110)의 측 부는 익형으로 형성되고, 상기 주익(110)의 익형 측 부의 후방 단부에 배치되는 조종면(116)을 구비할 수 있다. 상기 조종면(116)은 상기 비행체(100)의 진행 방향 및 균형을 제어할 수 있고 아래에서 보다 상세하게 설명되는 수직 이착륙 모드, 순항 모드, 천이 모드에서 비행체의 자세를 조장할 수 있다. 또한, 상기 주익(110)은 로터 저장고(112) 및 덮개(114)를 구비할 수 있다.
상기 로터 저장고(112)은 상기 로터(130) 보다 큰 직경을 구비하여서, 상기 로터(130)를 수용할 수 있고, 상기 덮개(114)는 상기 로터 저장고(112)의 상부 또는 하부를 덮을 수 있다. 따라서, 상기 로터 높이 조절 부재(132)는 상기 로터(130)를 상기 로터 저장고(112)로 하강시킬 수 있다.
또한, 상기 주익(110)의 하부 및 상기 로터 높이 조절 부재(132)의 하부에는 상기 동력 공급부(120)가 위치된 상기 추진기관실(120)에서 상기 로터(130)로 동력을 전달하는 로터 지지부(118)가 배치될 수 있다.
일 실시예에 따른 주익은 익형으로 도시되고 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 주익은 타원형, 박스형 등의 모양으로 형성될 수 있다.
상기 비행체(100)는 상기 로터(130) 또는 상기 가변 추력부(140)의 소음을 저감할 수 있는 소음 저감부를 더 포함할 수 있고, 상기 소음 저감부는 마이크로폰 및 스피커로 구성될 수 있다.
상기 마이크로폰은 상기 로터(130) 또는 상기 가변 추력부(140)의 소음과 위상(phase)을 측정할 수 있고, 상기 스피커는 상기 로터(130) 또는 상기 가변 추력부(140)의 소음에 대응하는 주파수, 즉 세기(power)가 유사하고 신호(signal)의 위상이 다른 주파수를 출력할 수 있다
구체적으로, 상기 소음 저감부는 특정한 RPM으로 회전하는 상기 로터(130) 및 가변 추력부(140)의 소음을 능동소음제거(active noise control) 기법을 이용하여 저감시킬 수 있다.
보다 상세하게, 상기 소음 저감부는 상기 로터(130) 또는 상기 가변 추력부(140)가 발생시키는 음조의 소음(tonal noise), 즉 특정한 주파수의 배수주파수를 따라서 소음이 커지는 현상을 저감하기 위하여 상기 로터 저장고(112) 또는 상기 덕트의 벽면을 따라 상기 스피커와 상기 마이크로폰을 설치할 수 있다.
상기 소음 저감부는 상기 주익(110) 및 상기 연결 부재(142)에 배치될 수 있다.
이하에서는 일 실시예에 따른 비행체가 이용하는 방법에 대해 도3a 내지 도3b를 참조하여 상세히 설명한다.
도 3a 내지 도3c는 일 실시예에 따른 비행체의 각 모드들을 도시한다. 일 실시예에 따른 수직 이착륙 가능한 비행체는 이착륙 모드, 천이 모드 및 순항 모드로 전환될 수 있다.
보다 상세하게는, 도 3a는 일 실시예에 따른 비행체의 이착륙 모드를 도시하고, 도 3b는 일 실시예에 따른 비행체의 천이 모드를 도시하며, 도 3c는 일 실시예에 따른 비행체의 순항 모드를 도시한다.
구체적으로, 도 3a에는 상기 비행체(100)가 이륙 및 착륙할 때의 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 배치로 표현되는 상기 이착륙 모드가 도시된다. 상기 이착륙 모드는 상기 로터(130)가 상기 주익(110)의 상부에 배치될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)가 상기 주익(110)에 대하여 평행이 되도록 배치될 수 있다.
또한, 도 3b에는 상기 비행체(100)가 상기 순항 모드로 변형될 때의 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 배치로 표현되는 상기 천이 모드가 도시된다. 상기 천이 모드는 상기 로터(130)가 상기 주익(110) 내로 하강 또는 승강될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)는 상기 주익(110)에 대하여 수직한 방향 또는 평행한 방향으로 선회될 수 있다.
또한, 도 3c에는 상기 비행체(100)가 순항 중일 때의 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 배치로 표현되는 상기 순항 모드가 도시된다. 상기 순항 모드는 상기 로터(130)가 상기 주익(110) 내로 수용될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)가 상기 주익(110)에 대하여 수직하게 배치될 수 있다.
도 3a 내지 도 3c를 참조하여, 상기 비행체(100)가 이륙할 시, 상기 로터(130)는 상기 주익(110)의 위에서 상기 주익(110)과 평행하게 배치될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)는 상기 주익(110)의 후방에서 상기 주익(110)과 평행하게 배치될 수 있다. 따라서, 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)는 서로 같은 방향을 향해서 양력을 발생시키도록 배치될 수 있다.
따라서, 도 1a에서 도시된 바와 같이 상기 가변 추력부(140)는 상기 로터(130)와 평행하게 배치될 수 있다.
일 실시예에 따른 가변 추력부는 주익의 후방에 위치되고 가변 추력부의 회전축과 연결 부재는 수직하게 연결된 것으로 도시되고 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 회전축과 연결 부재는 서로 수평하게 연결될 수 있고, 또한 가변 추력부는 주익의 하 측에 위치될 수 있다.
상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)가 상기 동력 공급부(120)에 의해 동력을 공급받아서, 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전축과 팬은 회전하게 되고, 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전에 의해 발생되는 양력으로 상기 비행체(100)는 이륙되게 된다.
특히, 상기 비행체(100)가 이륙 할 때, 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)는 이륙에 필요한 양력을 발생시키기 위하여, 상기 동력 공급부(120)의 상기 모터와 배터리(122)에 추가적으로 연료와 엔진(270)으로 동력을 추가 공급받을 수 있다. 따라서, 상기 이착륙 모드 중 이륙하는 상황일 때, 상기 동력 공급부(120)는 최대 출력을 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)에 제공할 수 있다.
상기 비행체(100)의 이륙 과정에서, 상기 제어부는 상기 비행체(100)가 지면과 수평을 이룰 수 있도록 상기 조종면(116)을 제어할 수 있다.
상기 비행체(100)가 일정 수준 이륙한 후, 일정 수준의 고도에서 순항하기 위하여 상기 제어부는 상기 동력 공급부(120)가 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)에 제공하는 동력의 수준, 즉 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전 속도를 제한 및 감소시킬 수 있고, 또한 상기 제어부는 상기 순항 모드로 변하도록 상기 로터(130)의 상기 로터 높이 조절 부재(132) 및 상기 가변 추력부(140)의 상기 관절 부재(144)를 제어할 수 있다.
상기 제어부로부터 상기 순항 모드로 변형하도록 상기 천이 모드 신호를 전달받은 상기 로터 높이 조절 부재(132) 및 상기 관절 부재(144)는 변형될 수 있다. 구체적으로, 도 3b를 참조하여, 상기 로터 높이 조절 부재(132)는 상기 로터(130)가 상기 로터 저장고(112)에 인입 되도록 길이가 감소되게 변형될 수 있거나 하강될 수 있다. 또한, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)가 상기 주익(110)과 수직이 되도록 상기 연결 부재(142)를 선회시킬 수 있다. 즉, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)의 회전축이 상기 주익(110)과 평행이 되도록 배치시킬 수 있다.
이때, 상기 관절 부재(144)는 상기 연결 부재(142) 사이에 배치될 수 있고, 상기 연결 부재(142)들 사이 각도를 초당 2도 정도로 서서히 감소시킬 수 있다. 또한, 상기 제어부에 의해 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전속도는 줄어들 수 있다.
로터 저장고(112) 영역은 순항 모트에서 덮개(114)로 덮힐 수 있으며, 운용 중 유동 박리의 제어가 필요한 경우, 내부에 있는 로터(130)를 회전시켜 유동의 일부를 석션(suction)해서 전체 주익(110)에 박리가 발생하는 현상을 방지할 수 있다. 로터 저장고(112)로 유입된 공기는 로터 저장고(112)로 형성되는 구멍으로 빠져나가면서 블로잉(blowing)의 역할을 하여 유동장 제어 역할을 할 수 있다.
상기 천이 모드를 통해서 상기 로터 높이 조절 부재(132) 및 상기 관절 부재(144)가 정해진 위치에 도달하면, 상기 비행체(100)는 순항 모드가 될 수 있다. 구체적으로 도 3c를 참조하여, 상기 로터 높이 조절 부재(132)는 하강하여 상기 로터 저장고(112)에 상기 로터(130)를 인입되게 배치시킬 수 있고, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)를 상기 주익(110)에 수직하는 방향으로 배치시킬 수 있다. 즉, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)의 회전축이 상기 주익(110)과 평행하게 위치시킬 수 있다.
또한, 상기 로터(130)가 상기 로터 높이 조절 부재(132)에 의해 상기 로터 저장고(112) 내부로 인입 되었을 때, 상기 덮개(114)는 상기 로터(130)를 덮을 수 있다. 선택적으로, 하부 덮개(114)는 상기 로터 저장고(112)의 하부를 덮을 수 있고, 상부 덮개(114)는 상기 로터 저장고(112)의 상부를 덮을 수 있으며, 상기 상부 덮개(114) 및 상기 하부 덮개(114)는 공기가 통과될 수 있어서, 상기 로터 저장고(112)에 인입된 상기 로터(130)의 회전에 의해 상기 주익(110)의 익형에 생기는 공기의 유동을 제어할 수 있다.
구체적으로, 도 1b에서 도시된 바와 같이 상기 가변 추력부(140)는 상기 주익(110)에 대하여 수직으로 배치되고, 상기 로터(130)는 상기 주익(110)의 익형 내부에 배치되며, 상기 덮개는 상기 로터(130)의 상부에 배치될 수 있다.
순항 모드일 때, 상기 비행체(100)의 무게 중심은 상기 주익(110)의 중심보다 후방, 즉 도 1a의 상기 제어부의 위치에 있어서, 상기 주익(110)의 전방이 상승된 형태로 전진할 수 있다. 상기 주익(110)의 전방이 상승된 형태, 상기 주익(110)의 익형 및 상기 가변 추력기의 회전은 상기 비행체(100)에 가해지는 중력에 대응되어서, 상기 비행체(100)를 순항 시킬 수 있다.
또한, 상기 로터(130)는 상기 로터 저장고(112) 내부에서 회전을 통해서 상기 비행체의 중심과 방향을 조절할 수 있다.
구체적으로, 순항 모드일 때, 상기 로터(130)는 제어부에 의해 회전 속도가 줄어들게 된다. 상기 로터(130)의 추력과 상기 비행체(100)의 무게중심에 의해서 상기 주익(110)의 전방은 상승되게 되고, 또한 상기 주익(110)과 수직으로 위치된 상기 가변 추력부(140)도 상승하는 방향으로 배치될 수 있다. 상기 가변 추력부(140)의 추력으로 상기 비행체(100)는 상승하는 방향으로 진행하게 되고, 상승하는 힘(양력)에 의해 상기 비행체(100)의 중력을 상쇄시켜 일정한 고도에서 순항 할 수 있다.
또는, 상기 로터(130)는 동력 효율을 위해 정지될 수 있다.
상기 비행체(100)가 원하는 장소에 근접했을 때 상기 비행체(100)는 다시 상기 천이 모드를 통해 변형 될 수 있다. 구체적으로, 도 3b에서 도시된 화살표와 반대되도록 상기 가변 추력부(140)는 하강되고 상기 로터(130)는 상승될 수 있다.
상기 천이 모드를 통해서 상기 비행체(100)는 다시 상기 이착륙 모드로 변형될 수 있고, 상기 이착륙 모드일 때, 상기 제어부는 상기 로터(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전을 제어하여서, 상기 비행체(100)를 목적지에 착륙시킬 수 있다.
상기 덮개(114)는 선택적으로 열리거나 닫힐 수 있다.
특히 상기 비행체(100)가 이착륙 모드일 때, 상기 덮개(114)는 개방될 수 있으며, 상기 비행체(100)가 천이 모드로 변형될 때, 상기 덮개(114)는 상기 제어부에 의해 상기 로터 저장고(112)을 덮거나 상기 비행체(100)가 순항 모드로 변형 된 후(즉, 상기 로터(130)가 상기 로터 저장고(112) 내에 수용 된 후) 상기 덮개(114)는 상기 로터 저장고(112)을 덮을 수 있다.
상기 덮개(114)는 슬라이딩 방식일 수 있고, 셔터 방식 또는 뚜껑 방식 등일 수 있다.
예를 들어, 상기 슬라이딩 방식은 상기 덮개(114)가 상기 주익 위로 상승되어 상기 주익(110) 위에 구비된 레일을 따라서 이동되거나, 상기 주익(110)의 내측에 구비된 레일을 따라서 상기 주익(110)의 내부로 이동되는 방식과 상기 하부 덮개가 상기 주익의 아래로 하강되어 상기 주익(110)의 하측면에 구비된 레일을 따라서 이동되거나, 상기 주익(110)의 내측에 구비된 레일을 따라서 상기 주익(110)의 내부로 이동되는 방식일 수 있다.
상기 셔터 방식은 상기 덮개(114)가 복수 개의 판재로 나누어져서 상기 주익의 내측이나 상기 주익(110)의 상측면 또는 하측면을 따라서 이동되어 상기 로터 저장고(112)가 개방되는 방식일 수 있다.
상기 뚜껑 방식은 상기 덮개(114)를 부분적으로 개방하여 상기 주익(110)의 상부에서 유동 박리가 발생하면 일부분을 개방하여 상기 주익 표면의 공기 흐름을 제어하여 저항을 감소시킨다.
도 4는 일 실시예에 따른 추진기관과 동력의 제어를 도시한다.
도 4를 참조하여, 상기 추진기관은 구체적으로 엔진(270), 제1 모터(262), 제2 모터(268), 조종면 엑추에이터(264), 덮개 엑추에이터(266), 틸팅 엑추에이터(269), 인버터(290), 트랜스미션(280), 리덕션 기어박스(263)를 포함할 수 있다.
상기 엔진(270)은 다른 추진기관에 공급되는 동력을 생산할 수 있고, 상기 인버터(290)도 상기 엔진(270)과 마찬가지로 전원공급장치(300)에 의해 충전되는 배터리(122)의 전력을 적절하게 변환하여 추진기관들에 분배할 수 있다.
상기 동력은 트랜스 미션(280)을 거쳐서 상기 제1 모터(262) 또는 상기 제2 모터(268)에 전달될 수 있다. 예를 들어, 상기 리덕션 기어박스(263)는 상기 트랜스 미션(280)에 공급되는 동력(예를 들어, 엔진(270)의 회전력)을 방향 변환시켜 상기 제1 모터(262)에 전달 할 수 있다.
또한, 동력은 상기 덮개(114)를 이동시켜서 상기 로터 저장고(112)를 폐쇄시키는 상기 덮개 엑추에이터(266)를 작동 시킬 수 있고, 상기 조종면(116)을 작동시킬 수 있으며, 상기 가변추력부(140)의 각도가 변화하도록 틸팅 엑추에이터(269)를 작동시킬 수 있다.
이에 의해, 일 실시예에 따른 비행체는 작은 공간에서 수직 이착륙이 가능하고, 저항을 줄여 비행 속도를 증대시킬 수 있으며, 소음이 저감되고, 적은 동력으로 고속 운행을 할 수 있다.
이상과 같이 본 발명의 실시예에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 및 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것일 뿐, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 이 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

Claims (12)

  1. 주익;
    상기 주익에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부;
    상기 주익에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부;
    상기 주익에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하는 로터; 및
    상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하고, 상기 주익의 일 측에서 배치되는 가변 추력부;
    를 포함하고,
    상기 제어부는 상기 로터와 상기 가변 추력부를 제어하며,
    상기 로터는 상기 제어부에 의해 상기 주익에 대하여 평행하게 배치되고,
    상기 가변 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 주익에 대하여 평행 및 수직 방향으로 변환되는,
    수직 방향으로 이착륙되는, 비행체.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 가변 추력부는,
    상기 주익 및 상기 가변 추력부를 연결하는 연결 부재; 및
    상기 주익 및 상기 가변 추력부 사이의 각도를 조절하여 상기 가변 추력부의 방향을 변환시키는 관절 부재;
    를 포함하는, 비행체.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 로터는 상기 주익으로부터 상기 로터의 높이를 조절하는 로터 높이 조절 부재를 포함하고,
    상기 로터 높이 조절 부재는 상기 로터를 상기 주익 위로 승강시키는, 비행체.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 주익은,
    상기 로터를 수용하는 로터 저장고; 및
    상기 로터 저장고의 상단을 덮는 덮개;
    를 구비하고,
    상기 로터 높이 조절 부재는 상기 로터를 상기 로터 저장고로 하강시키는, 비행체.
  5. 제 1항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 로터가 상기 주익의 상부에 배치되고, 상기 가변 추력부가 상기 주익에 대하여 평행이 되도록 배치되는 수직 이착륙 모드;
    상기 로터가 상기 주익 내로 하강 또는 승강되고, 상기 가변 추력부는 상기 주익에 대하여 수직한 방향 또는 평행한 방향으로 가변되는 천이 모드; 및
    상기 로터가 상기 주익 내로 수용되고, 상기 가변 추력부가 상기 주익에 대하여 수직하게 배치되는 순항 모드;
    를 가지는, 비행체.
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 주익의 측 부는 익형으로 형성되고, 상기 주익의 익형 측 부의 후방 단부에 배치되는 조종면을 구비하며,
    상기 조종면은 상기 비행체의 진행 방향 및 균형을 제어하는, 비행체.
  7. 제 1항에 있어서,
    상기 비행체는 상기 로터 또는 상기 가변 추력부의 소음을 저감하는 소음 저감부를 더 포함하고,
    상기 소음 저감부는,
    상기 로터 또는 상기 가변 추력부의 소음을 측정하는 마이크로폰; 및
    상기 로터 또는 상기 가변 추력부의 소음에 대응하는 주파수를 출력하는 스피커;
    를 구비하는, 비행체.
  8. 제 7항에 있어서,
    상기 로터 또는 상기 가변 추력부는 상기 로터 또는 상기 가변 추력부를 감싸는 관 형상의 덕트를 구비할 수 있고,
    상기 덕트의 벽면에는 상기 소음 저감부의 상기 스피커 및 상기 마이크로폰이 배치되는, 비행체.
  9. 제 1항에 있어서,
    상기 비행체는 동체를 포함할 수 있고,
    상기 동체는 상기 주익의 하부에 배치되는, 비행체.
  10. 주익;
    상기 주익에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부;
    상기 주익에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부; 및
    상기 주익 내에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달받아 회전하는 로터;
    를 포함하고,
    상기 주익은,
    상기 로터를 수용하는 로터 저장고; 및
    상기 로터 저장고의 상단과 하단 전부 또는 일부분을 덮어서 상기 로터를 덮는 덮개;
    를 구비하는, 비행체.
  11. 제 10항에 있어서,
    상기 로터는 상기 주익으로부터 상기 로터의 높이를 조절하는 로터 높이 조절 부재를 포함하고,
    상기 로터 높이 조절 부재는 상기 로터를 상기 주익 위 또는 상기 로터 저장고로 승하강시키는, 비행체.
  12. 제 10항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 비행체가 이착륙 모드일 때, 상기 덮개가 상기 로터 저장고를 개방시키도록 제어하고, 상기 비행체가 순항모드일 때, 상기 덮개가 상기 로터 저장고를 덮도록 제어하는, 비행체.
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